JPWO2015029975A1 - 可撓性熱制御材料及びその製造方法 - Google Patents
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Abstract
本発明の可撓性熱制御材料１０Ａは、太陽光を反射する反射層１２と、赤外線を放射する赤外線放射層１３とを積層してなり、前記赤外線放射層１３は放射線架橋したフッ素樹脂材料で構成され、太陽光吸収率（α）、全半球赤外線放射率（ε）、耐放射線性、耐原子状酸素性の全てを満たすものとなる。
Description
本発明は、可撓性熱制御材料及びその製造方法に関するものである。
宇宙空間で使用される人工衛星やロケットは、太陽光の入射による機体の温度上昇を防ぐために、太陽光を反射し、太陽光の熱エネルギーを宇宙空間に放出する機能を有する熱制御材料で表面を被覆される。
このような熱制御材料として、被覆される機体や構造物の表面形状に合わせて加工しやすい可撓性をもった可撓性熱制御材料、所謂フレキシブルＯＳＲ（Flexible Optical Solar Reflector）が注目されている。
特許文献１には、ポリイミドフィルム上に金属層を設けた可撓性熱制御材料が記載されている。特許文献１においては、ポリイミドフィルムの表面を粗面化処理することで、太陽光の２次反射を抑制し、反射性と拡散性の向上を図っている。
本発明者らの知見によれば、可撓性熱制御材料においては、宇宙環境における長期使用を可能にする観点から、太陽光吸収率（α）が低いこと、全半球赤外線放射率（ε）が高いこと、放射線への耐性が高いこと、宇宙空間における原子状酸素への耐性が高いことの要件全てを満たすことが求められる。しかしながら、特許文献１に記載の可撓性熱制御材料は、これら全ての要件を満足するものではない。
したがって、上記要件の全てを充足する可撓性熱制御材料の出現が切望されている。
本発明は、上記問題に鑑み、太陽光吸収率（α）、全半球赤外線放射率（ε）、耐放射線性、耐原子状酸素性の全てを満たす可撓性熱制御材料及びその製造方法を提供することを目的とする。
本発明は、太陽光を反射する反射層と、赤外線を放射する赤外線放射層とを積層してなり、前記赤外線放射層は、放射線架橋したフッ素樹脂材料で構成される可撓性熱制御材料である。
上記可撓性熱制御材料は、前記反射層において、前記赤外線放射層が積層された面とは反対側の面に、支持層を更に積層してなることが好ましい。
上記可撓性熱制御材料は、前記赤外線放射層において、前記反射層が積層された面とは反対側の面に、保護層を更に積層してなることが好ましい。
上記可撓性熱制御材料は、前記保護層の上に導電層を更に積層してなることが好ましい。
上記可撓性熱制御材料は、前記反射層において、前記赤外線放射層が積層された面とは反対側の面に、酸化防止層を更に積層してなることが好ましい。
上記可撓性熱制御材料において、前記酸化防止層は、前記反射層と前記支持層との間に設けられることが好ましい。
上記可撓性熱制御材料は、接合層により被着体の表面に固定されることが好ましい。
上記可撓性熱制御材料は、締結部材により被着体の表面に固定されることが好ましい。
上記可撓性熱制御材料において、前記被着体が宇宙空間で使用されるロケット又は人工衛星の推進薬タンクであることが好ましい。
上記可撓性熱制御材料において、前記推進薬タンクが液体水素タンクであることが好ましい。
上記可撓性熱制御材料において、前記被着体の表面はポリイソシアヌレートフォーム（ＰＩＦ）断熱層又はポリイミド発泡体断熱層のいずれか一方又はこれらの積層体の断熱層であることが好ましい。
上記可撓性熱制御材料において、前記被着体の表面がポリイソシアヌレートフォーム（ＰＩＦ）断熱層又はポリイミド発泡体断熱層のいずれか一方又はこれらの積層体にガス抜き用溝を有することが好ましい。
本発明は、反射層と、赤外線放射層とを少なくとも積層してなり、前記赤外線放射層は放射線架橋したフッ素樹脂で構成される可撓性熱制御材料の製造方法であって、放射線を照射してフッ素樹脂を架橋させて前記赤外線放射層を形成する放射線架橋工程を有し、前記放射線架橋工程によって得られる前記赤外線放射層の表面に、金属膜を積層して前記反射層を形成する工程を更に有する可撓性熱制御材料の製造方法である。
上記製造方法において、前記反射層の表面に、酸化防止層を更に積層する酸化防止層形成工程を更に有することが好ましい。
本発明は、支持層と、反射層と、赤外線放射層とを積層してなり、前記赤外線放射層は放射線架橋したフッ素樹脂で構成される可撓性熱制御材料の製造方法であって、放射線を照射してフッ素樹脂を架橋させて前記赤外線放射層を形成する放射線架橋工程を有し、前記放射線架橋工程の前に、前記支持層上に、金属膜を積層して前記反射層を形成し、前記反射層上に放射線未架橋フッ素樹脂を積層して積層体を形成する積層体形成工程を更に有する可撓性熱制御材料の製造方法である。
上記製造方法において、前記支持層をポリイミド材料又はポリエステル材料により形成することが好ましい。
上記製造方法において、前記金属膜は、蒸着によって形成されることが好ましい。
本発明は、太陽光吸収率（α）、全半球赤外線放射率（ε）、耐放射線性、耐原子状酸素性の全てを満たす可撓性熱制御材料及びその製造方法を提供することができる、という効果を奏する。
以下、添付した図面を参照して、本発明について説明する。なお、以下の実施形態又は実施例によりこの発明が限定されるものではない。また、下記実施形態又は実施例における構成要素には、当業者が置換可能であって置換容易なもの、或いは実質的に同一のものが含まれる。
図１は、実施例１に係る可撓性熱制御材料の構成例を示す模式断面図である。図１に示すように、本実施例に係る可撓性熱制御材料１０Ａは、反射層１２と赤外線放射層１３とを有している。図１の例において、反射層１２は被着体側（図中下側）に設けられており、反射層１２の外側（図中上側）に赤外線放射層１３が設けられている。すなわち、図示の例においては、反射層１２は、被着体である機体側２０に設けられており、赤外線放射層１３は、宇宙空間側２１の表面として設けられている。すなわち、この例では、赤外線放射層１３が、宇宙空間に晒される層となる。
＜反射層＞
反射層１２は、高反射性材料層であることが好ましい。それにより太陽光を反射することで、機体への入熱を低減することが可能となる。ここで、高反射性材料層とは、一般に高反射性金属と称される材料で構成された層である。そのような高反射性金属の具体例としては、例えば、銀（Ａｇ）、アルミニウム（Ａｌ）、及び金（Ａｕ）等を挙げることができるが、これらに限定されない。また高反射性材料層としては、金属元素の単体のみならず、合金、各種複合材料等を使用することができる。
反射層１２は、高反射性材料層であることが好ましい。それにより太陽光を反射することで、機体への入熱を低減することが可能となる。ここで、高反射性材料層とは、一般に高反射性金属と称される材料で構成された層である。そのような高反射性金属の具体例としては、例えば、銀（Ａｇ）、アルミニウム（Ａｌ）、及び金（Ａｕ）等を挙げることができるが、これらに限定されない。また高反射性材料層としては、金属元素の単体のみならず、合金、各種複合材料等を使用することができる。
＜赤外線放射層＞
赤外線放射層１３は、反射層１２で反射された太陽光を吸収せずに、熱を宇宙空間に放射する機能を有する層である。宇宙空間においては、酸素のない真空状態となるため、熱移動媒体を必要としない輻射による熱移動が支配的となる。機体の熱を赤外線として効率よく宇宙空間に放出することが重要となる。
赤外線放射層１３は、反射層１２で反射された太陽光を吸収せずに、熱を宇宙空間に放射する機能を有する層である。宇宙空間においては、酸素のない真空状態となるため、熱移動媒体を必要としない輻射による熱移動が支配的となる。機体の熱を赤外線として効率よく宇宙空間に放出することが重要となる。
赤外線放射層１３は、放射線架橋したフッ素樹脂で構成される層である。フッ素樹脂としては、ＦＥＰ（四フッ化エチレン・六フッ化プロピレン共重合体）、ＰＦＡ（四フッ化エチレン・パーフロロアルキルビニルエーテル共重合体）、ＰＴＦＥ（ポリテトラフルオロエチレン）等のフッ素樹脂の単体又は混合体を元素材として使用することができる。また放射線としては、γ線、Ｘ線、電子線等の電離性放射線を使用することが好ましい。ＦＥＰやＰＦＡのような元素材を、それらの結晶融点以上、結晶融点＋２０℃となる温度以下の温度範囲で、窒素、アルゴン等の不活性ガス雰囲気において電離性放射線を数十ＫＧｙ以上２００ＫＧｙ以下の線量で照射することにより、透明性が改善され、さらに耐放射線性や耐熱性及び機械的特性が向上した放射線架橋フッ素樹脂を得ることができる。
放射線架橋したフッ素樹脂を赤外線放射層１３として使用することにより、太陽光を反射層１２に入射させるに十分な透明性を確保し、且つ、太陽光の熱エネルギーを宇宙空間に放射させる放射性を確保することができる。また放射線架橋したフッ素樹脂は、耐放射線性、耐原子状酸素性に優れているため、放射線架橋したフッ素樹脂を赤外線放射層１３として使用することにより、宇宙環境による性能低下を起こし難い可撓性熱制御材料を実現することができる。
赤外線放射層１３の厚さは、５０μｍ以上３００μｍ以下であることが好ましい。この範囲において、太陽光吸収率（α）と全半球赤外線放射率（ε）とのバランスが良好となる。
上記構成によれば、太陽光吸収率（α）が０．２以下であり、全半球赤外線放射率（ε）が０．８以上であるバランスのよい可撓性熱制御材料を実現することができる。また耐放射線性、耐原子状酸素性に優れた放射線架橋したフッ素樹脂材料を赤外線放射層として使用することにより、熱制御材料（熱制御皮膜）全体としての耐放射線性、耐原子状酸素性を向上させることができ、宇宙環境で性能低下を起こし難い、可撓性熱制御材料を提供することができる。
また、熱設計上許容されるのであれば、機体の温度上昇の抑制効果は低下するが、赤外線放射層１３の厚さを５０μｍ未満とすることもできる。
また、熱設計上許容されるのであれば、機体の温度上昇の抑制効果は低下するが、赤外線放射層１３の厚さを５０μｍ未満とすることもできる。
また上記構成によれば、被着体である各種構造物との接合も良好な可撓性熱制御材料を提供することができる。またシート状の可撓性熱制御材料を芯材に巻き取り、ロール成形体とすることによって、円筒形の外形を有する被着体への施工が容易となる。
図２は、実施例２に係る可撓性熱制御材料の構成例を示す模式断面図である。図２に示すように、可撓性熱制御材料１０Ｂは、実施例１に係る可撓性熱制御材料１０Ａにおいて、反射層１２の赤外線放射層１３が積層された面とは反対側の面に、酸化防止層１４を更に積層してなる。換言すれば、反射層１２の下側（図中下側）、すなわち可撓性熱制御材料１０Ｂで被覆される構造物（被着体である機体側２０）側に、酸化防止層１４を更に備えている。本実施例においては、実施例１と同様の構成については同一の参照符号を付し、その説明を省略する。
酸化防止層１４は、例えば、ニッケル基超合金（インコネル等）、クロム、ニッケル、金（アルミ表面に蒸着）等で構成できる。なかでも酸化防止性、耐食性の観点から、ニッケル基超合金が特に好ましい。
上記構成によれば、宇宙空間における原子状酸素による酸化防止効果を一層向上させることができる。なお、本実施形態の構成に加えて、支持層を設ける場合は、酸化防止層を、反射層と支持層との間に設けることが好ましい。
図３は、実施例３に係る可撓性熱制御材料の構成例を示す模式断面図である。図３に示すように、可撓性熱制御材料１０Ｃは、実施例１に係る可撓性熱制御材料１０Ａにおいて、赤外線放射層１３が積層された面とは反対側の面に、支持層１５を更に積層してなる。換言すれば、反射層１２の下側（図中下側）、すなわち可撓性熱制御材料１０Ｃで被覆される構造物（被着体である機体側２０）側に、支持層１５を更に備えている。
後述するように、放射線架橋したフッ素樹脂を赤外線放射層１３とする可撓性熱制御材料を製造する方法は２つに大別される。すなわち、放射線架橋したフッ素樹脂を形成してから、その上に反射層１２、酸化防止層１４を積層する第１の方法と、必要な層構造を形成してからフッ素樹脂を放射線架橋する第２の方法とがある。前者の第１の方法の場合は、放射線架橋によってフッ素樹脂の機械的特性が向上するため、フッ素樹脂上に金属層を設けることが容易であるが、後者の第２の方法の場合は、架橋前のフッ素樹脂上に金属層を設けることが困難であるため、支持層１５に金属層を形成し、その上に熱融着によりフッ素樹脂を積層させた後、フッ素樹脂を上記条件で放射線架橋させることにより、可撓性熱制御材料を製造することが好適である。
支持層１５としては、強度、耐熱性の観点からポリイミド樹脂などのポリイミド系材料を使用することが好ましい。或いはＰＥＴ（ポリエチレンテレフタレート）等のポリエステル材料等、反射層と赤外線放射層のクラック発生や破れを抑制する機能と効果を有する材料を使用するようにしてもよい。
上記構成により、加工しやすい適度な剛性や強度を付与することができる。このため、ロケットや人工衛星等の構造物（機体）への貼着や接合などの際に、反射層１２におけるクラック発生を抑制することができる。
図４は、実施例４に係る可撓性熱制御材料の構成例を示す模式断面図である。図４に示すように、可撓性熱制御材料１０Ｄは、実施例３に係る可撓性熱制御材料１０Ｃにおいて、赤外線放射層１３の反射層１２が積層された面とは反対側の面に、保護層１６を更に積層してなる。すなわち、赤外線放射層１３の上側（図中上側）、すなわち宇宙空間側２１に、保護層１６を更に備えている。
この保護層１６は太陽光吸収率（α）が許容される範囲とするのが好ましく、さらには透明な保護層とするのが好ましい。
この保護層１６は太陽光吸収率（α）が許容される範囲とするのが好ましく、さらには透明な保護層とするのが好ましい。
保護層１６は、可撓性熱制御材料の表面汚染を防止する機能及び効果を有する。例えば、可撓性熱制御材料をロケットに適用する場合、ロケットの推進薬タンクが被着体となり、ロケットの推進薬タンクの外表面が、可撓性熱制御材料で被覆される。この場合、保護層１６を赤外線放射層１３の宇宙空間側２１の表面に設けることによって、施工時からロケット発射前までの可撓性熱制御材料１０Ｄの表面汚染の抑制又は損傷の防止を図ることができる。
保護層１６としては、シリコーン材料の中でも耐原子状酸素性が更に高い、例えばシルセスキオキサンで構成することが好ましい。可撓性熱制御材料の表面をシルセスキオキサンで被覆（コーティング）することにより、一層高い耐原子状酸素性を得ることができる。
また、保護層１６としては、表面の損傷防止のために例えばフッ素系材料のハードコート材料を用いることもできる。
さらに、保護層１６としては、例えば中空シリカ等のナノ粒子を分散させた樹脂材料等を用いるようにしてもよい。この結果、例えばロケット打上時の空力加熱による酸化劣化を防止するガスバリア層や耐熱バリア層を形成することとなり、ガスバリア性や断熱性を向上させることができる。
図５は、実施例５に係る可撓性熱制御材料の構成例を示す模式断面図である。図５に示すように、可撓性熱制御材料１０Ｅは、実施例３に係る可撓性熱制御材料１０Ｃにおいて、赤外線放射層１３の上に導電層１７を更に積層してなる。換言すれば、赤外線放射層１３の表面上、すなわち宇宙空間側２１の最表面に、導電層１７を更に備えている。
導電層１７は、放電による可撓性熱制御材料１０Ｅの損傷を抑制する機能及び効果を有する。また導電層１７は、反射層へ太陽光を入射させる程度の透明性を有する透明導電層であることが好ましい。
導電層１７としては、ＩＴＯ（Indium Tin Oxide：インジウム錫酸化物）、ＡＴＯ(Antimony Tin Oxide：アンチモン錫酸化物)、ＮｂをドープしたＴｉＯ２(二酸化チタン)等の導電性を有する金属化合物材料、或いはカーボンナノチューブ等のカーボン系材料を使用することができる。
上記構成により、放電による損傷リスクを軽減した可撓性熱制御材料を提供することができる。
図６は、実施例６に係る可撓性熱制御材料の構成例を示す模式断面図である。図６に示すように、可撓性熱制御材料１０Ｆは、実施例５に係る可撓性熱制御材料１０Ｄにおいて、保護層１６の上に導電層１７を更に積層してなる。すなわち、保護層１６の表面上、すなわち宇宙空間側２１の最表面に、導電層１７を更に備えている。
上記構成により、保護層１６の表面上に導電層１７を更に備えることにより、保護効果と共に、放電による損傷リスクを軽減した可撓性熱制御材料を提供することができる。
＜可撓性熱制御材料の適用例（１）＞
図７は、可撓性熱制御材料を被着体へ施工する一例を示す模式図である。図示の例においては、被着体は、ロケットの推進薬タンク（例えば、液体水素タンク）である。図８〜図１０は、図７におけるＡ部分を拡大した拡大模式断面図である。
図７は、可撓性熱制御材料を被着体へ施工する一例を示す模式図である。図示の例においては、被着体は、ロケットの推進薬タンク（例えば、液体水素タンク）である。図８〜図１０は、図７におけるＡ部分を拡大した拡大模式断面図である。
図７に示す例では、液体水素タンクなどの推進薬タンク３０は、そのタンク本体３０ａの表面が、実施例３に係る可撓性熱制御材料１０Ｃで被覆されている。ここで、推進薬タンク表面は、ポリイソシアヌレートフォーム（ＰＩＦ）断熱層（以下「ＰＩＦ断熱層」という）３１が形成され、この表面に可撓性熱制御材料１０Ｃが施工されている。
図８は、図７における推進薬タンク表面すなわちＰＩＦ断熱層３１と可撓性熱制御材料１０Ｃとの関係を詳細に説明する図である。図８に示すように、支持層１５上に反射層１２を積層し、更にその表面上に赤外線放射層１３を積層した可撓性熱制御材料１０Ｃは、接合層１８を介して、ＰＩＦ断熱層３１上に貼着され、タンク本体３０ａを覆っている。
接合層１８は、例えば、粘着剤又は接着剤により構成される層である。粘着剤又は接着剤としては、宇宙空間のような真空環境でガスを発生させ難いものが好ましい。
本実施形態では、接合層１８により可撓性熱制御材料１０Ｃを液体水素タンク表面のＰＩＦ断熱層３１に接合させているが、可撓性熱制御材料１０Ｃは、締結部材により液体水素タンク表面に接合させることも可能である。締結部材としては、例えば、部品と部品を締めつけ固定するためのファスナを用いることができる。ファスナとしては、例えばリベット等を使用することができる。
図９は、図８におけるＰＩＦ断熱層３１の代わりに、ポリイミド発泡体断熱層６１を用いて可撓性熱制御材料１０（１０Ａ〜１０Ｆ）を接合層１８により設けたものである。ポリイミド発泡体断熱層６１は、気泡がオープンセル構造の発泡体であり、真空断熱効果を発揮するものとなる。ポリイミド発泡体断熱層６１の厚さは、例えば１０〜５０ｍｍ程度とするのが好ましい。
図１０は、図８におけるＰＩＦ断熱層３１とポリイミド発泡体断熱層６１との２層の積層体構造の断熱層６２の上に可撓性熱制御材料１０（１０Ａ〜１０Ｆ）を設けたものである。
ポリイミド発泡体断熱層６１は、気泡がオープンセル構造の発泡体であり、真空断熱効果を発揮するものとなる。ＰＩＦ断熱層３１とポリイミド発泡体断熱層６１との２層の断熱層６２の厚さは、例えば１０〜５０ｍｍ程度とするのが好ましい。
ポリイミド発泡体断熱層６１は、気泡がオープンセル構造の発泡体であり、真空断熱効果を発揮するものとなる。ＰＩＦ断熱層３１とポリイミド発泡体断熱層６１との２層の断熱層６２の厚さは、例えば１０〜５０ｍｍ程度とするのが好ましい。
本実施例では、ＰＩＦ断熱層３１をタンク本体３０ａ側としているが、ポリイミド発泡体断熱層６１側をタンク本体３０ａ側としてその上層にＰＩＦ断熱層３１を設けるようにしてもよい。
＜可撓性熱制御材料の適用例（２）＞
図１１は、ロケットの模式図の一例を示す図である。図１１に示すように、推進薬タンクである液体水素タンク７１の頭部側には台座７２を介して衛星７３が設けられている。液体水素タンク７１の後方側にはロッド７４を介して液体酸素タンク７５が設けられ、エンジン７６側に供給している。
図１１は、ロケットの模式図の一例を示す図である。図１１に示すように、推進薬タンクである液体水素タンク７１の頭部側には台座７２を介して衛星７３が設けられている。液体水素タンク７１の後方側にはロッド７４を介して液体酸素タンク７５が設けられ、エンジン７６側に供給している。
図１２−１は、可撓性熱制御材料を液体水素タンクに施工した長手方向の断面図であり、図１２−２は、図１２−１のＢ−Ｂ線断面図である。
本実施例では、液体水素タンク７１の表面に、ＰＩＦ断熱層３１が形成されており、このＰＩＦ断熱層３１の表面に、前述した実施例に係る可撓性熱制御材料１０（１０Ａ〜１０Ｆ）が被覆されている。なお、可撓性熱制御材料１０（１０Ａ〜１０Ｆ）は実施例１乃至６と同一であるので、その説明は省略する。
本実施例では、液体水素タンク７１の表面に、ＰＩＦ断熱層３１が形成されており、このＰＩＦ断熱層３１の表面に、前述した実施例に係る可撓性熱制御材料１０（１０Ａ〜１０Ｆ）が被覆されている。なお、可撓性熱制御材料１０（１０Ａ〜１０Ｆ）は実施例１乃至６と同一であるので、その説明は省略する。
また、本実施例では、このＰＩＦ断熱層３１の軸方向に亙ってガス抜き用溝３２が形成されており、ＰＩＦ断熱層３１で発生する出ガス（例えば低分子成分）３３のガス抜きを行うようにしている。
これにより、ＰＩＦ断熱層３１の表面に形成される可撓性熱制御材料１０（１０Ａ〜１０Ｆ）や衛星７３に対して、出ガス３３による蒸着等の悪影響を抑制するようにし、衛星７３を保護するようにしている。
これにより、ＰＩＦ断熱層３１の表面に形成される可撓性熱制御材料１０（１０Ａ〜１０Ｆ）や衛星７３に対して、出ガス３３による蒸着等の悪影響を抑制するようにし、衛星７３を保護するようにしている。
図１３は、本実施例の他の可撓性熱制御材料を液体水素タンクに施工した断面図である。
本実施例では、液体水素タンク７１のタンク本体３０ａの表面に、ＰＩＦ断熱層３１とポリイミド発泡体断熱層６１との２層構造の断熱層６２が形成されており、この２層構造の断熱層６２の表面に、前述した実施例に係る可撓性熱制御材料１０（１０Ａ〜１０Ｆ）が被覆されている。
本実施例では、液体水素タンク７１のタンク本体３０ａの表面に、ＰＩＦ断熱層３１とポリイミド発泡体断熱層６１との２層構造の断熱層６２が形成されており、この２層構造の断熱層６２の表面に、前述した実施例に係る可撓性熱制御材料１０（１０Ａ〜１０Ｆ）が被覆されている。
また、本実施例では、このＰＩＦ断熱層３１とポリイミド発泡体層断熱層６１との界面には、軸方向に亙ってガス抜き用溝３２が連続して形成されており、断熱層６２で発生する出ガス（例えば低分子成分）３３のガス抜きを行うようにしている。なお、ＰＩＦ断熱層３１とポリイミド発泡体断熱層６１との接合面を略歯車構造として、ガス抜き用溝３２を形成するようにしているが、本発明はこれに限定されるものではない。
上記の如く、本発明に係る可撓性熱制御材料で、ロケット推進薬タンクの外表面を被覆することにより、ＰＩＦ断熱層のみでは不十分であった宇宙空間における断熱を好適に実現しうる。従来、ロケットや人工衛星など、宇宙空間で使用される構造物は、ＰＩＦ断熱層により外部からの入熱を防ぎ、推進薬である液体水素の蒸発を防いでいたが、無酸素の真空状態となる宇宙空間では太陽光の輻射入熱が支配的となり、ＰＩＦ断熱層のみでは十分な断熱性能を得ることができない。本発明に係る可撓性熱制御材料で、ＰＩＦ表面を更に被覆することにより、宇宙空間における輻射入熱の問題を抑制して断熱性能を向上させることができる。
＜可撓性熱制御材料の製造例１＞
図１４は、可撓性熱制御材料の第１の製造方法の一例を示す模式図である。以下、図１４を用いて可撓性熱制御材料の製造方法を説明する。
図１４は、可撓性熱制御材料の第１の製造方法の一例を示す模式図である。以下、図１４を用いて可撓性熱制御材料の製造方法を説明する。
ステップＳ１０２において、支持体４１となるポリイミド樹脂シート上に、ＦＥＰ樹脂４２を積層した軽密着積層体を作製する。軽密着とは、放射線架橋した後に支持体４１からＦＥＰ樹脂４２を剥離しうる程度の密着度で積層することをいう。このような軽密着積層体は熱融着、プラズマ処理等によって得ることができる。
ステップＳ１０４において、ステップＳ１０２で積層した軽密着積層体を、電離性放射線４５を用いて、下記条件下で架橋させる。ＦＥＰ樹脂４２は、架橋後に支持体４１から剥離させる。
（架橋条件）
架橋温度：２６０℃以上２８０℃以下
電離性放射線：電子線
線量：数十ＫＧｙ以上２００ＫＧｙ以下
架橋雰囲気：不活性ガス雰囲気（アルゴン、窒素等）
（架橋条件）
架橋温度：２６０℃以上２８０℃以下
電離性放射線：電子線
線量：数十ＫＧｙ以上２００ＫＧｙ以下
架橋雰囲気：不活性ガス雰囲気（アルゴン、窒素等）
ステップＳ１０６において、ステップＳ１０４で架橋された後、支持体４１から剥離されたＦＥＰ樹脂４２の表面上に、反射層４３となる金属膜を形成する。金属膜は、アルミニウム、銀等の高反射性金属を、蒸着法等により堆積させて形成することができる。
ステップＳ１０８において、ステップＳ１０６で形成された反射層４３上に、酸化防止層４４を形成する。酸化防止層４４は、例えば、ニッケル基超合金（インコネル等）薄膜を、反射層４３上に化学的、物理的に堆積させる方法、ニッケル基超合金薄膜を反射層４３上に貼着する方法等により形成することができる。
本実施例により形成された可撓性熱制御材料は、放射線架橋されたフッ素樹脂であるＦＥＰ樹脂４２が赤外線放射層となって、宇宙空間側２１の層となり、酸化防止層４４が、機体側２０の層となる。
＜可撓性熱制御材料の製造例２＞
図１５は、可撓性熱制御材料の第２の製造方法の一例を示す模式図である。以下、図１５を用いて可撓性熱制御材料の製造方法を説明する。なお、実施例９と重複する説明は適宜省略する。
図１５は、可撓性熱制御材料の第２の製造方法の一例を示す模式図である。以下、図１５を用いて可撓性熱制御材料の製造方法を説明する。なお、実施例９と重複する説明は適宜省略する。
ステップＳ２０２において、ポリイミド樹脂フィルムからなる支持層５１の上面に、反射層５２となる金属膜を形成する。金属膜は、アルミニウム、銀等の高反射性金属を、蒸着法等により堆積させて形成することができる。更に、反射層５２の上面に放射線未架橋フッ素樹脂であるＦＥＰ樹脂５３を積層して積層体を形成する。ＦＥＰ樹脂５３は、熱融着により反射層５２の表面上に積層することができる。
ステップＳ２０４において、ステップＳ２０２で形成した積層体を、電離性放射線５５を用いて、下記条件下で架橋させる。
（架橋条件）
架橋温度：２６０℃以上２８０℃以下
電離性放射線：電子線
線量：数十ＫＧｙ以上２００ＫＧｙ以下
架橋雰囲気：不活性ガス雰囲気（アルゴン、窒素等）
（架橋条件）
架橋温度：２６０℃以上２８０℃以下
電離性放射線：電子線
線量：数十ＫＧｙ以上２００ＫＧｙ以下
架橋雰囲気：不活性ガス雰囲気（アルゴン、窒素等）
ステップＳ２０６において、放射線架橋後のＦＥＰ樹脂５３を赤外線放射層とする可撓性熱制御材料が得られる。本実施例により形成された可撓性熱制御材料は、ポリイミド樹脂フィルムからなる支持層５１が、機体側２０の層となり、放射線架橋されたフッ素樹脂であるＦＥＰ樹脂５３が赤外線放射層となり、宇宙空間側２１の層となる。
１０（１０Ａ〜１０Ｆ） 可撓性熱制御材料
１２ 反射層
１３ 赤外線放射層
１４ 酸化防止層
１５ 支持層
１７ 導電層
１８ 接合層
２０ 機体側（被着体側）
２１ 宇宙空間側
３０ 推進薬タンク（被着体）
３１ ＰＩＦ断熱層（推進薬タンク表面）
４１ 支持体
４２ ＦＥＰ樹脂
４３ 反射層
４４ 酸化防止層
５１ 支持層
５２ 反射層
５３ ＦＥＰ樹脂
６１ ポリイミド発泡体断熱層
１２ 反射層
１３ 赤外線放射層
１４ 酸化防止層
１５ 支持層
１７ 導電層
１８ 接合層
２０ 機体側（被着体側）
２１ 宇宙空間側
３０ 推進薬タンク（被着体）
３１ ＰＩＦ断熱層（推進薬タンク表面）
４１ 支持体
４２ ＦＥＰ樹脂
４３ 反射層
４４ 酸化防止層
５１ 支持層
５２ 反射層
５３ ＦＥＰ樹脂
６１ ポリイミド発泡体断熱層
本発明は、可撓性熱制御材料及びその製造方法に関するものである。
宇宙空間で使用される人工衛星やロケットは、太陽光の入射による機体の温度上昇を防ぐために、太陽光を反射し、太陽光の熱エネルギーを宇宙空間に放出する機能を有する熱制御材料で表面を被覆される。
このような熱制御材料として、被覆される機体や構造物の表面形状に合わせて加工しやすい可撓性をもった可撓性熱制御材料、所謂フレキシブルＯＳＲ（Flexible Optical Solar Reflector）が注目されている。
特許文献１には、ポリイミドフィルム上に金属層を設けた可撓性熱制御材料が記載されている。特許文献１においては、ポリイミドフィルムの表面を粗面化処理することで、太陽光の２次反射を抑制し、反射性と拡散性の向上を図っている。
本発明者らの知見によれば、可撓性熱制御材料においては、宇宙環境における長期使用を可能にする観点から、太陽光吸収率（α）が低いこと、全半球赤外線放射率（ε）が高いこと、放射線への耐性が高いこと、宇宙空間における原子状酸素への耐性が高いことの要件全てを満たすことが求められる。しかしながら、特許文献１に記載の可撓性熱制御材料は、これら全ての要件を満足するものではない。
したがって、上記要件の全てを充足する可撓性熱制御材料の出現が切望されている。
本発明は、上記問題に鑑み、太陽光吸収率（α）、全半球赤外線放射率（ε）、耐放射線性、耐原子状酸素性の全てを満たす可撓性熱制御材料及びその製造方法を提供することを目的とする。
前記課題を解決する第１の発明は、太陽光を反射する反射層と、赤外線を放射する赤外線放射層とを積層してなり、前記赤外線放射層は、放射線架橋したフッ素樹脂材料で構成され、前記反射層において、前記赤外線放射層が積層された面とは反対側の面に、支持層を更に積層してなると共に、前記支持層がポリイミド材料又はポリエステル材料である可撓性熱制御材料である。
第２の発明は、太陽光を反射する反射層と、赤外線を放射する赤外線放射層と、前記赤外線放射層が積層された面とは反対側の面に設けた支持層と、を積層してなり、前記反射層と前記支持層との間に酸化防止層を設けると共に、前記赤外線放射層は、放射線架橋したフッ素樹脂材料で構成される可撓性熱制御材料である。
第３の発明は、太陽光を反射する反射層と、赤外線を放射する赤外線放射層とを積層してなり、前記赤外線放射層は、放射線架橋したフッ素樹脂材料で構成され、接合層により被着体の表面に固定されると共に、前記被着体の表面がポリイソシアヌレートフォーム（ＰＩＦ）断熱層又はポリイミド発泡体断熱層のいずれか一方又はこれらの積層体の断熱層であり、該断熱層にガス抜き用溝を有する可撓性熱制御材料である。
第４の発明は、太陽光を反射する反射層と、赤外線を放射する赤外線放射層とを積層してなり、前記赤外線放射層は、放射線架橋したフッ素樹脂材料で構成され、締結部材により被着体の表面に固定されると共に、前記被着体の表面がポリイソシアヌレートフォーム（ＰＩＦ）断熱層又はポリイミド発泡体断熱層のいずれか一方又はこれらの積層体の断熱層であり、該断熱層にガス抜き用溝を有する可撓性熱制御材料である。
第５の発明は、前記赤外線放射層において、前記反射層が積層された面とは反対側の面に、保護層を更に積層してなる第１の発明からの第４の発明のいずれか１つに記載の可撓性熱制御材料である。
第６の発明は、前記保護層の上に導電層を更に積層してなる第５の発明に記載の可撓性熱制御材料である。
第７の発明は、前記反射層において、前記赤外線放射層が積層された面とは反対側の面に、酸化防止層を更に積層してなる第１の発明に記載の可撓性熱制御材料である。
第８の発明は、前記酸化防止層は、前記反射層と前記支持層との間に設けられる第７の発明に記載の可撓性熱制御材料である。
第９の発明は、前記反射層において、前記赤外線放射層が積層された面とは反対側の面に、酸化防止層を更に積層してなる第３の発明または第４の発明に記載の可撓性熱制御材料である。
第１０の発明は、前記反射層において、前記赤外線放射層が積層された面とは反対側の面に、支持層を更に積層してなると共に、前記酸化防止層は、前記反射層と前記支持層との間に設けられる第９の発明に記載の可撓性熱制御材料にある。
第１１の発明は、接合層により被着体の表面に固定される第１の発明、第２の発明、第５の発明から第８の発明のいずれか１つに記載の可撓性熱制御材料である。
第１２の発明は、締結部材により被着体の表面に固定される第１の発明、第２の発明、第５の発明から第８の発明のいずれか１つに記載の可撓性熱制御材料である。
第１３の発明は、前記被着体が宇宙空間で使用されるロケット又は人工衛星の推進薬タンクである第３の発明、第４の発明、第１１の発明または第１２の発明のいずれか１つに記載の可撓性熱制御材料である。
第１４の発明は、前記推進薬タンクが液体水素タンクである第１３の発明に記載の可撓性熱制御材料である。
第１５の発明は、前記被着体の表面はポリイソシアヌレートフォーム（ＰＩＦ）断熱層又はポリイミド発泡体断熱層のいずれか一方又はこれらの積層体の断熱層である第１１の発明または第１２の発明に記載の可撓性熱制御材料である。
第１６の発明は、上記可撓性熱制御材料において、前記被着体の表面がポリイソシアヌレートフォーム（ＰＩＦ）断熱層又はポリイミド発泡体断熱層のいずれか一方又はこれらの積層体にガス抜き用溝を有する第１５の発明に記載の可撓性熱制御材料である。
第１７の発明は、反射層と、赤外線放射層とを少なくとも積層してなり、前記赤外線放射層は放射線架橋したフッ素樹脂で構成される可撓性熱制御材料の製造方法であって、放射線を照射してフッ素樹脂を架橋させて前記赤外線放射層を形成する放射線架橋工程を有し、前記放射線架橋工程によって得られる前記赤外線放射層の表面に、金属膜を積層して前記反射層を形成する工程を更に有すると共に、前記支持層をポリイミド材料又はポリエステル材料により形成する可撓性熱制御材料の製造方法である。
第１８の発明は、前記支持層上に、酸化防止層を形成するとともに、前記酸化防止層の上に、金属膜を積層して前記反射層を形成する第１７の発明に記載の可撓性熱制御材料の製造方法である。
第１９の発明は、前記金属膜は、蒸着によって形成される第１７の発明または第１８の発明に記載の可撓性熱制御材料の製造方法である。
本発明は、太陽光吸収率（α）、全半球赤外線放射率（ε）、耐放射線性、耐原子状酸素性の全てを満たす可撓性熱制御材料及びその製造方法を提供することができる、という効果を奏する。
以下、添付した図面を参照して、本発明について説明する。なお、以下の実施形態又は実施例によりこの発明が限定されるものではない。また、下記実施形態又は実施例における構成要素には、当業者が置換可能であって置換容易なもの、或いは実質的に同一のものが含まれる。
図１は、実施例１に係る可撓性熱制御材料の構成例を示す模式断面図である。図１に示すように、本実施例に係る可撓性熱制御材料１０Ａは、反射層１２と赤外線放射層１３とを有している。図１の例において、反射層１２は被着体側（図中下側）に設けられており、反射層１２の外側（図中上側）に赤外線放射層１３が設けられている。すなわち、図示の例においては、反射層１２は、被着体である機体側２０に設けられており、赤外線放射層１３は、宇宙空間側２１の表面として設けられている。すなわち、この例では、赤外線放射層１３が、宇宙空間に晒される層となる。
＜反射層＞
反射層１２は、高反射性材料層であることが好ましい。それにより太陽光を反射することで、機体への入熱を低減することが可能となる。ここで、高反射性材料層とは、一般に高反射性金属と称される材料で構成された層である。そのような高反射性金属の具体例としては、例えば、銀（Ａｇ）、アルミニウム（Ａｌ）、及び金（Ａｕ）等を挙げることができるが、これらに限定されない。また高反射性材料層としては、金属元素の単体のみならず、合金、各種複合材料等を使用することができる。
反射層１２は、高反射性材料層であることが好ましい。それにより太陽光を反射することで、機体への入熱を低減することが可能となる。ここで、高反射性材料層とは、一般に高反射性金属と称される材料で構成された層である。そのような高反射性金属の具体例としては、例えば、銀（Ａｇ）、アルミニウム（Ａｌ）、及び金（Ａｕ）等を挙げることができるが、これらに限定されない。また高反射性材料層としては、金属元素の単体のみならず、合金、各種複合材料等を使用することができる。
＜赤外線放射層＞
赤外線放射層１３は、反射層１２で反射された太陽光を吸収せずに、熱を宇宙空間に放射する機能を有する層である。宇宙空間においては、酸素のない真空状態となるため、熱移動媒体を必要としない輻射による熱移動が支配的となる。機体の熱を赤外線として効率よく宇宙空間に放出することが重要となる。
赤外線放射層１３は、反射層１２で反射された太陽光を吸収せずに、熱を宇宙空間に放射する機能を有する層である。宇宙空間においては、酸素のない真空状態となるため、熱移動媒体を必要としない輻射による熱移動が支配的となる。機体の熱を赤外線として効率よく宇宙空間に放出することが重要となる。
赤外線放射層１３は、放射線架橋したフッ素樹脂で構成される層である。フッ素樹脂としては、ＦＥＰ（四フッ化エチレン・六フッ化プロピレン共重合体）、ＰＦＡ（四フッ化エチレン・パーフロロアルキルビニルエーテル共重合体）、ＰＴＦＥ（ポリテトラフルオロエチレン）等のフッ素樹脂の単体又は混合体を元素材として使用することができる。また放射線としては、γ線、Ｘ線、電子線等の電離性放射線を使用することが好ましい。ＦＥＰやＰＦＡのような元素材を、それらの結晶融点以上、結晶融点＋２０℃となる温度以下の温度範囲で、窒素、アルゴン等の不活性ガス雰囲気において電離性放射線を数十ＫＧｙ以上２００ＫＧｙ以下の線量で照射することにより、透明性が改善され、さらに耐放射線性や耐熱性及び機械的特性が向上した放射線架橋フッ素樹脂を得ることができる。
放射線架橋したフッ素樹脂を赤外線放射層１３として使用することにより、太陽光を反射層１２に入射させるに十分な透明性を確保し、且つ、太陽光の熱エネルギーを宇宙空間に放射させる放射性を確保することができる。また放射線架橋したフッ素樹脂は、耐放射線性、耐原子状酸素性に優れているため、放射線架橋したフッ素樹脂を赤外線放射層１３として使用することにより、宇宙環境による性能低下を起こし難い可撓性熱制御材料を実現することができる。
赤外線放射層１３の厚さは、５０μｍ以上３００μｍ以下であることが好ましい。この範囲において、太陽光吸収率（α）と全半球赤外線放射率（ε）とのバランスが良好となる。
上記構成によれば、太陽光吸収率（α）が０．２以下であり、全半球赤外線放射率（ε）が０．８以上であるバランスのよい可撓性熱制御材料を実現することができる。また耐放射線性、耐原子状酸素性に優れた放射線架橋したフッ素樹脂材料を赤外線放射層として使用することにより、熱制御材料（熱制御皮膜）全体としての耐放射線性、耐原子状酸素性を向上させることができ、宇宙環境で性能低下を起こし難い、可撓性熱制御材料を提供することができる。
また、熱設計上許容されるのであれば、機体の温度上昇の抑制効果は低下するが、赤外線放射層１３の厚さを５０μｍ未満とすることもできる。
また、熱設計上許容されるのであれば、機体の温度上昇の抑制効果は低下するが、赤外線放射層１３の厚さを５０μｍ未満とすることもできる。
また上記構成によれば、被着体である各種構造物との接合も良好な可撓性熱制御材料を提供することができる。またシート状の可撓性熱制御材料を芯材に巻き取り、ロール成形体とすることによって、円筒形の外形を有する被着体への施工が容易となる。
図２は、実施例２に係る可撓性熱制御材料の構成例を示す模式断面図である。図２に示すように、可撓性熱制御材料１０Ｂは、実施例１に係る可撓性熱制御材料１０Ａにおいて、反射層１２の赤外線放射層１３が積層された面とは反対側の面に、酸化防止層１４を更に積層してなる。換言すれば、反射層１２の下側（図中下側）、すなわち可撓性熱制御材料１０Ｂで被覆される構造物（被着体である機体側２０）側に、酸化防止層１４を更に備えている。本実施例においては、実施例１と同様の構成については同一の参照符号を付し、その説明を省略する。
酸化防止層１４は、例えば、ニッケル基超合金（インコネル等）、クロム、ニッケル、金（アルミ表面に蒸着）等で構成できる。なかでも酸化防止性、耐食性の観点から、ニッケル基超合金が特に好ましい。
上記構成によれば、宇宙空間における原子状酸素による酸化防止効果を一層向上させることができる。なお、本実施形態の構成に加えて、支持層を設ける場合は、酸化防止層を、反射層と支持層との間に設けることが好ましい。
図３は、実施例３に係る可撓性熱制御材料の構成例を示す模式断面図である。図３に示すように、可撓性熱制御材料１０Ｃは、実施例１に係る可撓性熱制御材料１０Ａにおいて、赤外線放射層１３が積層された面とは反対側の面に、支持層１５を更に積層してなる。換言すれば、反射層１２の下側（図中下側）、すなわち可撓性熱制御材料１０Ｃで被覆される構造物（被着体である機体側２０）側に、支持層１５を更に備えている。
後述するように、放射線架橋したフッ素樹脂を赤外線放射層１３とする可撓性熱制御材料を製造する方法は２つに大別される。すなわち、放射線架橋したフッ素樹脂を形成してから、その上に反射層１２、酸化防止層１４を積層する第１の方法と、必要な層構造を形成してからフッ素樹脂を放射線架橋する第２の方法とがある。前者の第１の方法の場合は、放射線架橋によってフッ素樹脂の機械的特性が向上するため、フッ素樹脂上に金属層を設けることが容易であるが、後者の第２の方法の場合は、架橋前のフッ素樹脂上に金属層を設けることが困難であるため、支持層１５に金属層を形成し、その上に熱融着によりフッ素樹脂を積層させた後、フッ素樹脂を上記条件で放射線架橋させることにより、可撓性熱制御材料を製造することが好適である。
支持層１５としては、強度、耐熱性の観点からポリイミド樹脂などのポリイミド系材料を使用することが好ましい。或いはＰＥＴ（ポリエチレンテレフタレート）等のポリエステル材料等、反射層と赤外線放射層のクラック発生や破れを抑制する機能と効果を有する材料を使用するようにしてもよい。
上記構成により、加工しやすい適度な剛性や強度を付与することができる。このため、ロケットや人工衛星等の構造物（機体）への貼着や接合などの際に、反射層１２におけるクラック発生を抑制することができる。
図４は、実施例４に係る可撓性熱制御材料の構成例を示す模式断面図である。図４に示すように、可撓性熱制御材料１０Ｄは、実施例３に係る可撓性熱制御材料１０Ｃにおいて、赤外線放射層１３の反射層１２が積層された面とは反対側の面に、保護層１６を更に積層してなる。すなわち、赤外線放射層１３の上側（図中上側）、すなわち宇宙空間側２１に、保護層１６を更に備えている。
この保護層１６は太陽光吸収率（α）が許容される範囲とするのが好ましく、さらには透明な保護層とするのが好ましい。
この保護層１６は太陽光吸収率（α）が許容される範囲とするのが好ましく、さらには透明な保護層とするのが好ましい。
保護層１６は、可撓性熱制御材料の表面汚染を防止する機能及び効果を有する。例えば、可撓性熱制御材料をロケットに適用する場合、ロケットの推進薬タンクが被着体となり、ロケットの推進薬タンクの外表面が、可撓性熱制御材料で被覆される。この場合、保護層１６を赤外線放射層１３の宇宙空間側２１の表面に設けることによって、施工時からロケット発射前までの可撓性熱制御材料１０Ｄの表面汚染の抑制又は損傷の防止を図ることができる。
保護層１６としては、シリコーン材料の中でも耐原子状酸素性が更に高い、例えばシルセスキオキサンで構成することが好ましい。可撓性熱制御材料の表面をシルセスキオキサンで被覆（コーティング）することにより、一層高い耐原子状酸素性を得ることができる。
また、保護層１６としては、表面の損傷防止のために例えばフッ素系材料のハードコート材料を用いることもできる。
さらに、保護層１６としては、例えば中空シリカ等のナノ粒子を分散させた樹脂材料等を用いるようにしてもよい。この結果、例えばロケット打上時の空力加熱による酸化劣化を防止するガスバリア層や耐熱バリア層を形成することとなり、ガスバリア性や断熱性を向上させることができる。
図５は、実施例５に係る可撓性熱制御材料の構成例を示す模式断面図である。図５に示すように、可撓性熱制御材料１０Ｅは、実施例３に係る可撓性熱制御材料１０Ｃにおいて、赤外線放射層１３の上に導電層１７を更に積層してなる。換言すれば、赤外線放射層１３の表面上、すなわち宇宙空間側２１の最表面に、導電層１７を更に備えている。
導電層１７は、放電による可撓性熱制御材料１０Ｅの損傷を抑制する機能及び効果を有する。また導電層１７は、反射層へ太陽光を入射させる程度の透明性を有する透明導電層であることが好ましい。
導電層１７としては、ＩＴＯ（Indium Tin Oxide：インジウム錫酸化物）、ＡＴＯ(Antimony Tin Oxide：アンチモン錫酸化物)、ＮｂをドープしたＴｉＯ２(二酸化チタン)等の導電性を有する金属化合物材料、或いはカーボンナノチューブ等のカーボン系材料を使用することができる。
上記構成により、放電による損傷リスクを軽減した可撓性熱制御材料を提供することができる。
図６は、実施例６に係る可撓性熱制御材料の構成例を示す模式断面図である。図６に示すように、可撓性熱制御材料１０Ｆは、実施例５に係る可撓性熱制御材料１０Ｄにおいて、保護層１６の上に導電層１７を更に積層してなる。すなわち、保護層１６の表面上、すなわち宇宙空間側２１の最表面に、導電層１７を更に備えている。
上記構成により、保護層１６の表面上に導電層１７を更に備えることにより、保護効果と共に、放電による損傷リスクを軽減した可撓性熱制御材料を提供することができる。
＜可撓性熱制御材料の適用例（１）＞
図７は、可撓性熱制御材料を被着体へ施工する一例を示す模式図である。図示の例においては、被着体は、ロケットの推進薬タンク（例えば、液体水素タンク）である。図８〜図１０は、図７におけるＡ部分を拡大した拡大模式断面図である。
図７は、可撓性熱制御材料を被着体へ施工する一例を示す模式図である。図示の例においては、被着体は、ロケットの推進薬タンク（例えば、液体水素タンク）である。図８〜図１０は、図７におけるＡ部分を拡大した拡大模式断面図である。
図７に示す例では、液体水素タンクなどの推進薬タンク３０は、そのタンク本体３０ａの表面が、実施例３に係る可撓性熱制御材料１０Ｃで被覆されている。ここで、推進薬タンク表面は、ポリイソシアヌレートフォーム（ＰＩＦ）断熱層（以下「ＰＩＦ断熱層」という）３１が形成され、この表面に可撓性熱制御材料１０Ｃが施工されている。
図８は、図７における推進薬タンク表面すなわちＰＩＦ断熱層３１と可撓性熱制御材料１０Ｃとの関係を詳細に説明する図である。図８に示すように、支持層１５上に反射層１２を積層し、更にその表面上に赤外線放射層１３を積層した可撓性熱制御材料１０Ｃは、接合層１８を介して、ＰＩＦ断熱層３１上に貼着され、タンク本体３０ａを覆っている。
接合層１８は、例えば、粘着剤又は接着剤により構成される層である。粘着剤又は接着剤としては、宇宙空間のような真空環境でガスを発生させ難いものが好ましい。
本実施形態では、接合層１８により可撓性熱制御材料１０Ｃを液体水素タンク表面のＰＩＦ断熱層３１に接合させているが、可撓性熱制御材料１０Ｃは、締結部材により液体水素タンク表面に接合させることも可能である。締結部材としては、例えば、部品と部品を締めつけ固定するためのファスナを用いることができる。ファスナとしては、例えばリベット等を使用することができる。
図９は、図８におけるＰＩＦ断熱層３１の代わりに、ポリイミド発泡体断熱層６１を用いて可撓性熱制御材料１０（１０Ａ〜１０Ｆ）を接合層１８により設けたものである。ポリイミド発泡体断熱層６１は、気泡がオープンセル構造の発泡体であり、真空断熱効果を発揮するものとなる。ポリイミド発泡体断熱層６１の厚さは、例えば１０〜５０ｍｍ程度とするのが好ましい。
図１０は、図８におけるＰＩＦ断熱層３１とポリイミド発泡体断熱層６１との２層の積層体構造の断熱層６２の上に可撓性熱制御材料１０（１０Ａ〜１０Ｆ）を設けたものである。
ポリイミド発泡体断熱層６１は、気泡がオープンセル構造の発泡体であり、真空断熱効果を発揮するものとなる。ＰＩＦ断熱層３１とポリイミド発泡体断熱層６１との２層の断熱層６２の厚さは、例えば１０〜５０ｍｍ程度とするのが好ましい。
ポリイミド発泡体断熱層６１は、気泡がオープンセル構造の発泡体であり、真空断熱効果を発揮するものとなる。ＰＩＦ断熱層３１とポリイミド発泡体断熱層６１との２層の断熱層６２の厚さは、例えば１０〜５０ｍｍ程度とするのが好ましい。
本実施例では、ＰＩＦ断熱層３１をタンク本体３０ａ側としているが、ポリイミド発泡体断熱層６１側をタンク本体３０ａ側としてその上層にＰＩＦ断熱層３１を設けるようにしてもよい。
＜可撓性熱制御材料の適用例（２）＞
図１１は、ロケットの模式図の一例を示す図である。図１１に示すように、推進薬タンクである液体水素タンク７１の頭部側には台座７２を介して衛星７３が設けられている。液体水素タンク７１の後方側にはロッド７４を介して液体酸素タンク７５が設けられ、エンジン７６側に供給している。
図１１は、ロケットの模式図の一例を示す図である。図１１に示すように、推進薬タンクである液体水素タンク７１の頭部側には台座７２を介して衛星７３が設けられている。液体水素タンク７１の後方側にはロッド７４を介して液体酸素タンク７５が設けられ、エンジン７６側に供給している。
図１２−１は、可撓性熱制御材料を液体水素タンクに施工した長手方向の断面図であり、図１２−２は、図１２−１のＢ−Ｂ線断面図である。
本実施例では、液体水素タンク７１の表面に、ＰＩＦ断熱層３１が形成されており、このＰＩＦ断熱層３１の表面に、前述した実施例に係る可撓性熱制御材料１０（１０Ａ〜１０Ｆ）が被覆されている。なお、可撓性熱制御材料１０（１０Ａ〜１０Ｆ）は実施例１乃至６と同一であるので、その説明は省略する。
本実施例では、液体水素タンク７１の表面に、ＰＩＦ断熱層３１が形成されており、このＰＩＦ断熱層３１の表面に、前述した実施例に係る可撓性熱制御材料１０（１０Ａ〜１０Ｆ）が被覆されている。なお、可撓性熱制御材料１０（１０Ａ〜１０Ｆ）は実施例１乃至６と同一であるので、その説明は省略する。
また、本実施例では、このＰＩＦ断熱層３１の軸方向に亙ってガス抜き用溝３２が形成されており、ＰＩＦ断熱層３１で発生する出ガス（例えば低分子成分）３３のガス抜きを行うようにしている。
これにより、ＰＩＦ断熱層３１の表面に形成される可撓性熱制御材料１０（１０Ａ〜１０Ｆ）や衛星７３に対して、出ガス３３による蒸着等の悪影響を抑制するようにし、衛星７３を保護するようにしている。
これにより、ＰＩＦ断熱層３１の表面に形成される可撓性熱制御材料１０（１０Ａ〜１０Ｆ）や衛星７３に対して、出ガス３３による蒸着等の悪影響を抑制するようにし、衛星７３を保護するようにしている。
図１３は、本実施例の他の可撓性熱制御材料を液体水素タンクに施工した断面図である。
本実施例では、液体水素タンク７１のタンク本体３０ａの表面に、ＰＩＦ断熱層３１とポリイミド発泡体断熱層６１との２層構造の断熱層６２が形成されており、この２層構造の断熱層６２の表面に、前述した実施例に係る可撓性熱制御材料１０（１０Ａ〜１０Ｆ）が被覆されている。
本実施例では、液体水素タンク７１のタンク本体３０ａの表面に、ＰＩＦ断熱層３１とポリイミド発泡体断熱層６１との２層構造の断熱層６２が形成されており、この２層構造の断熱層６２の表面に、前述した実施例に係る可撓性熱制御材料１０（１０Ａ〜１０Ｆ）が被覆されている。
また、本実施例では、このＰＩＦ断熱層３１とポリイミド発泡体層断熱層６１との界面には、軸方向に亙ってガス抜き用溝３２が連続して形成されており、断熱層６２で発生する出ガス（例えば低分子成分）３３のガス抜きを行うようにしている。なお、ＰＩＦ断熱層３１とポリイミド発泡体断熱層６１との接合面を略歯車構造として、ガス抜き用溝３２を形成するようにしているが、本発明はこれに限定されるものではない。
上記の如く、本発明に係る可撓性熱制御材料で、ロケット推進薬タンクの外表面を被覆することにより、ＰＩＦ断熱層のみでは不十分であった宇宙空間における断熱を好適に実現しうる。従来、ロケットや人工衛星など、宇宙空間で使用される構造物は、ＰＩＦ断熱層により外部からの入熱を防ぎ、推進薬である液体水素の蒸発を防いでいたが、無酸素の真空状態となる宇宙空間では太陽光の輻射入熱が支配的となり、ＰＩＦ断熱層のみでは十分な断熱性能を得ることができない。本発明に係る可撓性熱制御材料で、ＰＩＦ表面を更に被覆することにより、宇宙空間における輻射入熱の問題を抑制して断熱性能を向上させることができる。
＜可撓性熱制御材料の製造例１＞
図１４は、可撓性熱制御材料の第１の製造方法の一例を示す模式図である。以下、図１４を用いて可撓性熱制御材料の製造方法を説明する。
図１４は、可撓性熱制御材料の第１の製造方法の一例を示す模式図である。以下、図１４を用いて可撓性熱制御材料の製造方法を説明する。
ステップＳ１０２において、支持体４１となるポリイミド樹脂シート上に、ＦＥＰ樹脂４２を積層した軽密着積層体を作製する。軽密着とは、放射線架橋した後に支持体４１からＦＥＰ樹脂４２を剥離しうる程度の密着度で積層することをいう。このような軽密着積層体は熱融着、プラズマ処理等によって得ることができる。
ステップＳ１０４において、ステップＳ１０２で積層した軽密着積層体を、電離性放射線４５を用いて、下記条件下で架橋させる。ＦＥＰ樹脂４２は、架橋後に支持体４１から剥離させる。
（架橋条件）
架橋温度：２６０℃以上２８０℃以下
電離性放射線：電子線
線量：数十ＫＧｙ以上２００ＫＧｙ以下
架橋雰囲気：不活性ガス雰囲気（アルゴン、窒素等）
（架橋条件）
架橋温度：２６０℃以上２８０℃以下
電離性放射線：電子線
線量：数十ＫＧｙ以上２００ＫＧｙ以下
架橋雰囲気：不活性ガス雰囲気（アルゴン、窒素等）
ステップＳ１０６において、ステップＳ１０４で架橋された後、支持体４１から剥離されたＦＥＰ樹脂４２の表面上に、反射層４３となる金属膜を形成する。金属膜は、アルミニウム、銀等の高反射性金属を、蒸着法等により堆積させて形成することができる。
ステップＳ１０８において、ステップＳ１０６で形成された反射層４３上に、酸化防止層４４を形成する。酸化防止層４４は、例えば、ニッケル基超合金（インコネル等）薄膜を、反射層４３上に化学的、物理的に堆積させる方法、ニッケル基超合金薄膜を反射層４３上に貼着する方法等により形成することができる。
本実施例により形成された可撓性熱制御材料は、放射線架橋されたフッ素樹脂であるＦＥＰ樹脂４２が赤外線放射層となって、宇宙空間側２１の層となり、酸化防止層４４が、機体側２０の層となる。
＜可撓性熱制御材料の製造例２＞
図１５は、可撓性熱制御材料の第２の製造方法の一例を示す模式図である。以下、図１５を用いて可撓性熱制御材料の製造方法を説明する。なお、実施例９と重複する説明は適宜省略する。
図１５は、可撓性熱制御材料の第２の製造方法の一例を示す模式図である。以下、図１５を用いて可撓性熱制御材料の製造方法を説明する。なお、実施例９と重複する説明は適宜省略する。
ステップＳ２０２において、ポリイミド樹脂フィルムからなる支持層５１の上面に、反射層５２となる金属膜を形成する。金属膜は、アルミニウム、銀等の高反射性金属を、蒸着法等により堆積させて形成することができる。更に、反射層５２の上面に放射線未架橋フッ素樹脂であるＦＥＰ樹脂５３を積層して積層体を形成する。ＦＥＰ樹脂５３は、熱融着により反射層５２の表面上に積層することができる。
ステップＳ２０４において、ステップＳ２０２で形成した積層体を、電離性放射線５５を用いて、下記条件下で架橋させる。
（架橋条件）
架橋温度：２６０℃以上２８０℃以下
電離性放射線：電子線
線量：数十ＫＧｙ以上２００ＫＧｙ以下
架橋雰囲気：不活性ガス雰囲気（アルゴン、窒素等）
（架橋条件）
架橋温度：２６０℃以上２８０℃以下
電離性放射線：電子線
線量：数十ＫＧｙ以上２００ＫＧｙ以下
架橋雰囲気：不活性ガス雰囲気（アルゴン、窒素等）
ステップＳ２０６において、放射線架橋後のＦＥＰ樹脂５３を赤外線放射層とする可撓性熱制御材料が得られる。本実施例により形成された可撓性熱制御材料は、ポリイミド樹脂フィルムからなる支持層５１が、機体側２０の層となり、放射線架橋されたフッ素樹脂であるＦＥＰ樹脂５３が赤外線放射層となり、宇宙空間側２１の層となる。
１０（１０Ａ〜１０Ｆ） 可撓性熱制御材料
１２ 反射層
１３ 赤外線放射層
１４ 酸化防止層
１５ 支持層
１７ 導電層
１８ 接合層
２０ 機体側（被着体側）
２１ 宇宙空間側
３０ 推進薬タンク（被着体）
３１ ＰＩＦ断熱層（推進薬タンク表面）
４１ 支持体
４２ ＦＥＰ樹脂
４３ 反射層
４４ 酸化防止層
５１ 支持層
５２ 反射層
５３ ＦＥＰ樹脂
６１ ポリイミド発泡体断熱層
１２ 反射層
１３ 赤外線放射層
１４ 酸化防止層
１５ 支持層
１７ 導電層
１８ 接合層
２０ 機体側（被着体側）
２１ 宇宙空間側
３０ 推進薬タンク（被着体）
３１ ＰＩＦ断熱層（推進薬タンク表面）
４１ 支持体
４２ ＦＥＰ樹脂
４３ 反射層
４４ 酸化防止層
５１ 支持層
５２ 反射層
５３ ＦＥＰ樹脂
６１ ポリイミド発泡体断熱層
Claims (17)
- 太陽光を反射する反射層と、
赤外線を放射する赤外線放射層とを積層してなり、
前記赤外線放射層は、放射線架橋したフッ素樹脂材料で構成される可撓性熱制御材料。 - 前記反射層において、前記赤外線放射層が積層された面とは反対側の面に、支持層を更に積層してなる請求項１に記載の可撓性熱制御材料。
- 前記赤外線放射層において、前記反射層が積層された面とは反対側の面に、保護層を更に積層してなる請求項１又は２に記載の可撓性熱制御材料。
- 前記保護層の上に導電層を更に積層してなる請求項３に記載の可撓性熱制御材料。
- 前記反射層において、前記赤外線放射層が積層された面とは反対側の面に、酸化防止層を更に積層してなる請求項１から４いずれかに記載の可撓性熱制御材料。
- 前記酸化防止層は、前記反射層と前記支持層との間に設けられる請求項５に記載の可撓性熱制御材料。
- 接合層により被着体の表面に固定される請求項１から６いずれかに記載の可撓性熱制御材料。
- 締結部材により被着体の表面に固定される請求項１から６いずれかに記載の可撓性熱制御材料。
- 前記被着体が宇宙空間で使用されるロケット又は人工衛星の推進薬タンクである請求項７又は８に記載の可撓性熱制御材料。
- 前記推進薬タンクが液体水素タンクである請求項９に記載の可撓性熱制御材料。
- 前記被着体の表面がポリイソシアヌレートフォーム（ＰＩＦ）断熱層又はポリイミド発泡体断熱層のいずれか一方又はこれらの積層体の断熱層である請求項７から１０いずれかに記載の可撓性熱制御材料。
- 前記被着体の表面がポリイソシアヌレートフォーム（ＰＩＦ）断熱層又はポリイミド発泡体断熱層のいずれか一方又はこれらの積層体にガス抜き用溝を有する請求項１１に記載の可撓性熱制御材料。
- 反射層と、赤外線放射層とを少なくとも積層してなり、前記赤外線放射層は放射線架橋したフッ素樹脂で構成される可撓性熱制御材料の製造方法であって、
放射線を照射してフッ素樹脂を架橋させて前記赤外線放射層を形成する放射線架橋工程を有し、
前記放射線架橋工程によって得られる前記赤外線放射層の表面に、金属膜を積層して前記反射層を形成する工程を更に有する可撓性熱制御材料の製造方法。 - 前記反射層の表面に、酸化防止層を更に積層する酸化防止層形成工程を更に有する請求項１３に記載の可撓性熱制御材料の製造方法。
- 支持層と、反射層と、赤外線放射層とを積層してなり、前記赤外線放射層は放射線架橋したフッ素樹脂で構成される可撓性熱制御材料の製造方法であって、
放射線を照射してフッ素樹脂を架橋させて前記赤外線放射層を形成する放射線架橋工程を有し、
前記放射線架橋工程の前に、前記支持層上に、金属膜を積層して前記反射層を形成し、前記反射層上に放射線未架橋フッ素樹脂を積層して積層体を形成する積層体形成工程を更に有する可撓性熱制御材料の製造方法。 - 前記支持層をポリイミド材料又はポリエステル材料により形成する請求項１５に記載の可撓性熱制御材料の製造方法。
- 前記金属膜は、蒸着によって形成される請求項１３から１６いずれかに記載の可撓性熱制御材料の製造方法。
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